主题：【原创】关于可不可以用两弹一星的精神和投入来发展航空发动 -- 桃子甜

另外，这个也顶一下：

同感同感！

可以让风扇工作在更低的转速上，大幅度降低发动机的噪声，可以符合更严格的环保要求。

PW没有办法，就搞一个齿轮减速涡轮风扇，也达到了类似的效果，但是就麻烦许多了：大功率的减速器不是那么好搞的~

过些天等有时间，我会写一个民用涡扇的帖子。我已经欠了很多文债，真是债多了不愁哈，嘻嘻。

要航空产品不计成本那是不可能的，除非是搞那么一两个用来测试技术还差不多~

如果连笔都没有怎么抄呢？抄也是要有基础的。不会存在空中楼阁的

恭喜：你意外获得【通宝】一枚

鲜花已经成功送出。

此次送花为【有效送花赞扬，涨乐善、声望】

楼主大大的坏阿，这才看懂那什么那谁谁。。。jp,

不过也不要太小看jp

不过，说两弹一星不计成本这个说法我不是怎么同意

看过一个中央电视台的一个电视访谈节目，采访当年加工铀的那位车工师傅，当时就是只准加工成功，不准加工失败，也就是说只有一个铀的胚子，你车工车好了，就成功，失败了大家完蛋

所以，那个时候也是精打细算

另外还有说什么举国之力发展两弹一星的说法，我认为也不对，中国难道就只干了两弹一星，全国性大协作不意味着举国之力，好像我们国家就只有这点力气似的，听了这种说法使人丧气

两弹一星工程我认为主要是领导者（毛泽东）确立了正确的目标，然后全国进行了大协作

航空发动机工程当然也是目标管理，但是第一，目标的严重性没有得到强调

第二，目标的分解更困难

两弹一星工程是面临着很多的技术难题，但是技术难题相对较少，人们可以准确的定位我们缺乏哪些的技术，把这些技术的攻关作为子目标

而航空发动机工程实际上涉及到了更多的领域，大家甚至都不知道自己缺少什么技术，这样发展起来就有点无的放矢了

航空发动机工程也是系统工程，这样的系统工程的组织协作的难度比两弹一星要更加困难些

但是只要找到了方向，就可以一直坚实的走下去

那份yy的本事，都是祖上传下来的，真比不了。

不好意思，当一回文抄公。可能过于专业了点。文章老了，也没有密级。大家有个概念就行。

很多新材料，新工艺，完全是主动有需求研发出来的。

黄泽梓 马枚 是两口子，黄是当年北航主管科研的副校长，马是教授，都是我们教研室的。

推重比15-x20 军用发动机的新材料

黄泽梓 马枚

(北京肮空航天大学)

I 摘要I 发展推重比15---20 军用发动机的关键是寻找耐高温具有高强度/密度比的新材

料,本文汇集国外高推比发动机的候选材料并简介其当前现状及问题.

主题词航空发动机材料

狱

1.引言

不断提高军用发动机的推重比是各国研制先进发动机的发展方向.美国于80 年代中

开始实施"综合高性能涡轮发动机技术"(IHPTET)计划,其Q 标的第三阶段2003 年左右

推I 比要提高到15^-20;英国也实施了和此目标相似的核心军用发动机((ACME-D)计划;

俄国,法国也都有以推重比20 为目标的相似计划.

研究表明,在不改变当前发动机布局和以常规金属材料为主要材料的前提下,从气

动热力学方面充分挖潜,发动机推重比可以从10 提高到12-13;而要达到推重比为15-

20 的发动机,其中70%要靠创新材料的突破及其相应的结构设计的革新.因此寻找耐高温

具有高强度/密度比的新材料成为实现推重比15^-20 级发动机的关键.

研究新材料是实现美国的IHPTET 计划的关键.为配合此计划的实施,美国宇航局又

拟定了"先进高温发动机材料技术计划"(简称HITEMP 计划).从上述两个计划中可以看

出非金属材料是研究的重点,这是因为在同样设计工作温度下,非金IN 材料的密度仅为金

属镍的20%,同时也低于金属钦和铝,因此,大量采用非金属材料是研究高推重比发动机

的突破点.据估计到2000 年高推比发动机采用的材料将有78%为非金属材料.英国也提

出了类似的军用发动机发展计划,这项计划被罗一罗公司称为"走向非金属发动机"计划.

2.推比15^20 发动机的候选材料及其现状和问题

推比15-20 发动机主要零部件的候选材料如表I 所示.

从上述候选材料中可以看出基本上是金属间化合物和复合材料两大类.后者又可分为

聚合物基复合材料((PMC),金属基复合材料(MMC).陶瓷基复合材料(CHC,碳,碳复合

材料(C-C 四种,现分述如下:

2.,金属间化合物

金属间化合物与常规合金相比具有高熔点,低密度,优异的高温强度,高的导热率,

P 时具有好的抗氧化,抗腐蚀性能.它是处于高温合金和陶瓷材料之间的一种新型材料.

因而成为肮空发动机高温部件的理想材料当前开发和应用的I 点是钦铝和镍铝两种金属

}司化合物.

表)推比is-zo 主要零部件候选材料

乍.;rIfi 名称(I 选材料

1 魂胡rd 进烫合物V 女合材料(PMC PMR 一15.

风翻叶片19 合物鉴艾合材(4 (PMC)或金tr4h w 合材7 权MMC)

(1.气机静叶及扒LIP,聚合物萃复合祠料(PMc)

压气机禹压却子及中介机匣众A 橇复合材料(MMC

压气机动叶金属基复合材料(MMC 或金属间化合物

高压压气机转f(盘及鼓筒)金属祛复合材料(MMC)或金属间化合物

嫩烧室及加力A.烧宝筒体陶浇垫复合材科(CMC)或碳一碳复合材料

发动机主轴用陶瓷纤维或碳化硅纤维加强的金属基复合材丰书-Ti6AI4V 基复合材料

涡轮0 子及机匣'M(H)化合物或陶AMY 合材料或碳一碳复合材料(CMC)

涡轮动叶妮基复合材科或金属间化合物或陶瓷基复合材料(CMC)

尾喷管,鱼鳞板碳一碳复合材科或陶瓷基复合材料(CMC

尹

琦日,日月.口明祖翎11,

钦铝金属间化合物目前正在研制的有二种,一是a2 合金(Ti3A1)一是Y 合金(TiAl) o

美国GE 公司己用a2 合金锻造了压气机叶片及F404 用的主排气密封片,用Y 合金铸造了

CF-6 第一级涡轮叶片及T-700 压气机机匣,这些零件都分别进行了发动机试验.

镍铝金属间化合物(NiAl)具有高熔点((1640-C),低密度((5.6g/cm')和好的抗氧化综合性

能,它用于发动机转动件时,其低密度的特点特别引人注目,例如用此材料作高压涡轮叶

片,将使涡轮转子重量至少减轻40%.它另一个非常重要的优点是具有高的导热率,由它

制成的高温部件温度分布更均匀,减小了高温零件的热应力.GE 公司已用此材料制成涡

轮叶片,正在进行试验中.

金属间化合物目前所面临的主要问题是在室温下材料呈脆性,塑性差很难加工.该化

合物内大部含有易氧化的元素(如峋或活性高的元素(如Ti),在实际熔炼和铸造中带来不

少问题,用常规的合金熔炼和铸造的很多工艺方法都需要改进后才能适用.这些工作有的

已完成,有的尚在探索中.其应用前途在某种程度上将主要取决于它的制造工艺.近年来

金属间化合物的粉末冶金工艺也取得很大成就,它可大大改善材料的均匀性,并可在材料

中熔入更多的强化元素,通过无余量成型技术还可降低零部件制造成本.

2.2 聚合物基复合材料(PMC)

聚合物基复合材料有一系列突出优点,首先是轻质,它的密度仅为钦合金的三分之一,

很容易加工成型并制成复杂外形的构件,而有的可以通过改变基体树脂的分子结构来改变

其化学和物理性质.因此,它在航空发动机中会得到广泛应用.

由美国宇航局刘易斯中心研究发展的石墨增强聚酞亚胺PMR-15,最高使用温度为290

℃左右,它的热稳定性远优于环氧复合材料,同时还具有良好的耐环境能力,GE 公司用

此材料代替钦合金来制造F404 发动机的外涵道,因而使涵道减轻重量15%,降低总成本

万匕

35%,并且没有强度和寿命的损失,还具有优良的抗阻燃能力.但是这样的使用工作温度

使聚合物基复合材料只能在航空发动机冷端部件使用,约占整个发动机重量的35%左右.

如把使用温度提高到3150C,则聚合物基复合材料的用量将为发动机总重的一半左右.因

此,美国HITEMP 计划对此材料主要抓的技术关键是:加工性,涂层和长期稳定性以解决

316℃可采用的聚合物基复合材料,并用于风扇/压气机等静构件.

2.3 金属基复合材料(MMC)

金属基复合材料中用作基体的金属一词大致可包括真正的金属和金属间化合物的合金

两种.这种材料(MMC)具有耐538℃的潜力,并且有可能达到耐980℃的高温,因此它与

镍基合金相比可更大限度地减轻重量.此外由于金属基复合材料是唯一一种正在研制并且

具有固有延伸率的强基体的复合材料,所以可以将它用在高载荷的结构件上,如轴,涵道

或盘,叶片等,这样对金属基复合材料的质量和强度/寿命预侧技术提出了更高的要求.

用SCS 一一6 纤维加强的钦金属基复合材料制造的空心风扇叶片已经进行了试验台频率

测试,外物撞击试验和旋转试验.实验证明它的性能优于目前使用的聚合物基复合材料的

风扇叶片.叶片采用超塑性成形和扩散粘接工艺,叶片重量可减轻14%.

美国HITEMP 计划中对此材料主要抓的技术关键是热膨胀系数不匹配,高温氧化和模

型化.目前美国6 个涡轮发动机公司和宇肮局刘易斯项究中心以及美国空军拉特试验所联

合一起成立金属基复合材料寿命预测研究组,协同研究寿命预测系统的方法,法规和测试

技术.其目的在于研制一个钦合金金属基复合材料设计系统,可预测涡轮发动机构件的寿

命,并将该系统转到商业生产上应用.

2.4 陶瓷基复合材料(CMC)

陶瓷基复合材料具有包括三维高强度,高韧性和高可裁性在内的纤维加强的复合材料

的优点,同时还能保持陶瓷材料固有的低密度,耐高温(1200^-23000C ),蠕变低,抗高

温氧化,耐腐蚀,耐烧蚀等优点.采用这种材料可以使发动机零件在较高工作温度下减少

冷却空气的需要量从而降低整个系统的重量和油耗.材料有较低的密度可以直接减轻系统

的重量,从而提高有效载荷.固有的氧化稳定性允许部件在无昂贵,沉重的隔热涂层或氧

化保护涂层下工作.因此可以在航空发动机上得到广泛应用.例如,用于加力燃烧室衬筒,

尾部整流锥,火焰雄定器,火焰筒,涡轮导向器及涡轮叶片等.

目前世界各国比较集中研究开发具有两向或三向的并具有抗氧化能力的纤维增强的陶

瓷基复合材料.正在发展的有:金属丝或纤维增强陶瓷,碳纤维增强陶瓷和陶瓷纤维或晶

须增强陶瓷,例如碳纤维/碳化硅(Cf/Sic),碳化硅纤维/碳化bil(Sicf/Sic),碳纤维/氮化硅

(Cf/Si3N4),碳纤维/氧化铝和碳化硅纤维/A,化硅等.据报道用陶瓷复合材料制造的浮壁式

火焰筒其重量可减轻40%左右.而且在制造中不需要焊接,这样有助于在使用中减少裂纹

产生的可能.法国M53 发动机鱼鳞板内侧采用Sic/Sic 基复合材料,外侧用C/Sic 复合材

料,M88 发动机燃烧室也用了陶瓷基复合材料,西欧四国研制的EJ200 决定采用陶瓷叶片,

,'

据称在RB 一199 上采用后由于不需要冷却使发动机推力增加5%,油耗降低5%.

此材料的进一步发展还存在不少关键问题,美国HrrEMp 计划提出重点要开发高温高

强度的纤维,因为目前纤维的性能包括强度,蠕变抗力及热稳定性,限制了复合材料的耐

温能力.研究的重点是材料筛选,加工,持久性和高温测试.该计划提出此材料主要抓的

技术关键是1370℃纤维,破坏机理和测试方法.93 一98 财年主要抓1370℃用的祸轮部件材

料,包括:siC(scs 一句忍AS 点1203,siC(scs 一6)厂RB 测,)习xAs,氧化物/氧化物和

sic(x)瓜BsN 等.

由于陶瓷基复合材料结构强度具有较大的随机性,因此不能用常规的金属结构部件惯

用的确定性设计方法〔即安全系数法),而必须采用统计的设计方法,并要进行可靠性分析.

可靠性分析时还必须考虑增强剂对材料对称的影响.其方法目前世界上有不同学派,还需

进一步深入研究.

2.5 碳一碳复合材料

碳一碳复合材料是一种新型高温结构材料,具有重量轻,模量高,比强度大,热膨胀

系数低,耐高温,耐热冲击,耐腐蚀,吸振性好等一系列优异性能.该材料的比重不到2 刀妙m3,

仅为镍基高温合金的1/4,陶瓷材料的lj2.尤其是随着温度升高(可超过2200℃),其强度

不会降低,甚至比室温还高,这是其它高温结构材料无法比拟的.

碳一碳复合材料目前主要用于作飞机的起落架刹车片,其市场占有率达60-70%,波

音747 一叨0 飞机用它代替金属刹车片重量可减轻900 吨.将它用于航空发动机的热端部件

是目前国外先进国家研究和发展的方向,世界各发达国家研究新一代高推比发动机无一不

把它作为高温关键材料来考虑.

日本Nogo 郎大学与美国俄亥俄州立大学联合研制出可耐1500℃燃气涡轮用碳碳复合

材料.美国已将碳碳复合材料用于F100 发动机的加力燃烧室喷嘴,法国己将它用于M53

发动机的加力燃烧室的喷油杆,隔热屏,鱼鳞片等零件.LTv 公司的直径为..38m,重3.4kg

的碳一碳复合材料整体涡轮已通过40000r 八1 五n 的试验.目前碳一碳复合材料的主要问题

是

高温抗氧化性能差.采用sic 和歇3N4 涂层可在1750℃下对其起氧化保护作用,所以它的

实用性取决于合适的涂层的应用.

碳一碳复合材料的制备方法有树脂法及cvD 法.树脂法工艺繁杂制品不致密,易

产生裂开,分层等缺陷;cvD 法工艺简单,质量高,但工艺周期长(数十天至半年),成

本高,所以如何提高沉积速率,缩短沉积时间是当前研究的重点.

3.新材料的使用所引发出其它的新问题

1.大力发展新的加工工艺.新材料和传统的金属材料性质上有很大差异,从而需要发

展一些非常规的加工方法,例如发展以高能束流加工为代表的特种加工,先进的特种焊接,

表面防护,计算机集成化制造系统等.重点是要解决各种新材料,新结构加工的可行性,

优选出最佳的加工方法和加工参数,研制航空专用加工设备,建立工艺数据库和质量监控

飞

手段萝'结构设计和选用新材料的紧密配合.,用新的复合材料,还必须采用全新的结构

设计才能充分发挥其作用.由于新材料难以加工,应尽可能把零件设计成在关键部位不需

进行机加工的形式.在结构连接方法上,纤维增强的复合材料具有极强的各向异性,必须

设计出与各向同性的金属不同的接头构件.对于金属间化合物和金属基复合材料来说,正

在寻求热量输入低的熔焊和固态结合方法.在较高的使用温度的部件中,还必须考虑减小

由不同的热膨胀引起的应力.

3.强度计算方法和寿命预测.许多先进材料特别是复合材料具有很高的各向异性

性能,传统的强度计算方法已不适用,此外复合材料的故障模式往往更复杂并且数量繁多,

因此需要找到新的强度和寿命预测方法.

4.结束语

综上所述,在世纪之交,世界先进国家在航空发动机的研制上正处于有序的大变革时

期,并呈现出加速发展的趋势.他们都从新材料研制入手,正由金属发动机走向非金属发

动机.我国航空发动机的综合技术与世界先进水平的差距接近30 年.当前我们应抓住

突破新材料的关键,使我国航空发动机的综合技术上一个新台阶.

参考文献

628 所,综合高性能涡轮发动机技术(1HPTET)计划文集,92.10

628 所,未来航空发动机战略研讨会文集,92.10

李志广国外第四代歼击机发动机的特点和我们应如何发展的几点意见,航空发动机96 年3 期.

__

• 【链接】全部在此。五代机J-20首飞后，再看2年前

“制造”可给以很广泛的含义，也可给以限定，如机械制造，电机制造，制备材料等，从加工成形到成品，甚至以后的装配，都是制造。制造的重要性不言而喻，在经济、社会的发展中举足轻重，农业、交通、能源、医疗卫生、航空航天以至文化、艺术、服务、金融等领域都离不开制造业。上世纪六、七十年代日本经济的高速发展，起核心作用的就是制造业。当前中国的发展靠的也是制造业，制造业发展了，各行各业都发展了。我国的制造业发展很快，有“世界制造中心”之说。但真正作为世界制造中心，还有不少差距，中国工程院院长徐匡迪院士概括了几点，我认为很好：(1)在产业上，我们有规模，但缺乏实用。(2)在产品上，我们有数量，但缺乏水平。(3)在生产上，我们有速度，但缺乏效益。(4)在技术上，我们有引进、仿制，但缺乏原创。

先进制造技术与传统制造技术相比有自己的特点：

(1)制备加工的产品高性能、高质量。(2)充分利用资源、能源、环境，可持续发展。(3)充分利用多种能量形式(包括热能、机械能，电磁能、微波、化学、生物能等)及充分利用超常条件(超塑、超微、超高压、空间、急冷等)。(4)利用物质材料更深层次的组织结构，从过去主要考虑形状、精度、表面粗糙度等，到现在要求微观组织，以至于纳米结构，即从原子水平上来制造。(5)更深更多地依赖理论指导和科学技术发展

航空制造是制造业中高新技术最集中的领域，属于先进制造技术。航空制造同一般制造相比，共性是主要的，但也有自己的特点：(1)特殊的要求——强调产品的高性能、高质量。比如，飞机的减重都是以克来计算的，航空产品很重视比强度，即单位重量的强度。现在采用C—C材料、高分子、聚合物材料，比强度比钢高得多。(2)制造工艺的新概念、新技术。对航空制造而言，最大的问题还是技术，只有技术才是产品高性能、高质量的根本。从热加工来看，很多发动机采用单晶空心叶片，从多晶变成单晶，性能提高了好多倍。目前美国爱立森公司做空心叶片(空心叶片可以耐更高温度)，壁做得非常薄，有许多气冷通道，可把使用温度提高七、八百度。这种技术就是高新技术

飞机发动机叶片的新材料已经发展为第4代单晶。开始时用多晶的镍基高温合金，后来制成了定向晶界的多晶叶片，结晶方向与受力方向一致，性能提高很多。目前制作成了无晶界定向单晶，性能更提高了，制作难度也更大了。

　　第4代发动机涡轮盘为双性能盘，这种盘外边是细结晶组织，抗疲劳性能好，里边是粗结晶组织，抗蠕变性能好。

　　对于航空发动机叶片，现在国内外开始研究钦铝化合物的定向单晶，我们也正在研究。据美国NASA估计，到2020年整个发动机材料总量的20％～25％将是钛铝合金。

对于新材料加工技术，我举两个例子。第一，现在新发动机都采用粉末涡轮盘。这种工艺就是采用高纯激冷粉末制成涡轮盘，组织非常均匀，性能非常好。第二，现在飞机上很多大零件，特别是钛零件，非常难做，也是把它制成粉末，用高能量的激光照射，用CAD控制方法制成的。

　　最后，我想提一点，我国的航空制造业同欧美等先进国家是有差距的，要振兴我国的航空制造业一是要加强创新意识，二是要重视基础研究

• 【链接】全部在此。五代机J-20首飞后，再看2年前